WO2018037456A1 - 吸音ライナ - Google Patents

吸音ライナ Download PDF

Info

Publication number
WO2018037456A1
WO2018037456A1 PCT/JP2016/074397 JP2016074397W WO2018037456A1 WO 2018037456 A1 WO2018037456 A1 WO 2018037456A1 JP 2016074397 W JP2016074397 W JP 2016074397W WO 2018037456 A1 WO2018037456 A1 WO 2018037456A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
hole
absorbing liner
plate
sound
sound absorbing
Prior art date
Application number
PCT/JP2016/074397
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
大石　勉
大庭　芳則
諒 加賀谷
Original Assignee
株式会社Ihi
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社Ihi filed Critical 株式会社Ihi
Priority to PCT/JP2016/074397 priority Critical patent/WO2018037456A1/ja
Publication of WO2018037456A1 publication Critical patent/WO2018037456A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/34—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for attenuating noise

Definitions

  • the present disclosure relates to a sound absorbing liner that forms a flow path of a gas flow of a jet engine and attenuates noise.
  • Patent Document 1 As a sound absorbing liner that constitutes a flow path of a gas flow of a jet engine and attenuates noise, for example, one described in Patent Document 1 is known.
  • a sound wave having a natural frequency determined from the shape of the honeycomb layer resonates the air in the through-hole, causing a flow to enter and exit the hole, and the air flow and the tube wall of the hole The energy of sound waves is converted into heat by the interaction, and sound waves are absorbed.
  • the present disclosure has been made to solve the above-described problems, and describes a sound absorbing liner that can improve the performance of a jet engine.
  • a sound-absorbing liner is a sound-absorbing liner that forms a gas flow path of a jet engine and attenuates noise.
  • the sound-absorbing liner has a plurality of through-holes, and is disposed opposite to the perforated plate. And a honeycomb layer formed between the perforated plate and the back plate, and the through holes are inclined upstream from the surface of the perforated plate toward the back side.
  • the performance of the jet engine can be improved.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine provided with a sound absorbing liner according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic sectional view of the sound absorbing liner.
  • Fig. 3 (a) is a view of the sound absorbing liner as viewed from the thickness direction of the porous plate, and
  • Fig. 3 (b) is an enlarged view of the honeycomb.
  • FIG. 4A is an enlarged cross-sectional view of the vicinity of the through hole
  • FIG. 4B is a schematic view of the through hole viewed from the plate thickness direction.
  • FIG.5 (a) is a schematic diagram which shows the mode of increase of a boundary layer
  • FIG.5 (b) is a schematic sectional drawing of the conventional sound-absorption liner.
  • FIG. 6 is an enlarged sectional view of the vicinity of the through hole of the sound absorbing liner according to the modification.
  • the through hole is inclined upstream from the front surface to the back surface of the perforated plate. Therefore, the vibration direction of the hole fluid is inclined according to the through hole.
  • the magnitude of the velocity component in the plate thickness direction ie, momentum
  • the influence of the vibration of the hole fluid in the through hole disturbing the main flow and increasing the boundary layer thickness is suppressed as compared with the case where the through hole extends straight in the plate thickness direction.
  • a relationship of 110 ° ⁇ ⁇ ⁇ 150 ° may be established. In this case, since the speed component toward the plate thickness direction can be sufficiently reduced, the performance of the jet engine can be further improved.
  • the through hole may extend along the direction in which the gas flow flows when the back side is viewed from the front side of the perforated plate.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine provided with a sound absorbing liner according to the present embodiment.
  • the jet engine 1 according to the present embodiment includes a fan 2, a compressor 3, a combustor 4, and a turbine 5.
  • the fan 2 is for taking outside air into the jet engine 1 and is provided around the rotation axis L1 of the shaft portion 21 that is rotationally driven.
  • the fan 2 is provided on the upstream side of the compressor 3.
  • the compressor 3 compresses the air taken in by the fan 2 and has a configuration in which a plurality of rotating blades and fixed stationary blades are alternately arranged in the air flow direction.
  • the combustor 4 burns the air compressed by the compressor 3 together with fuel, and includes a fuel supply mechanism and an ignition device.
  • the turbine 5 converts a part of velocity energy of combustion gas generated by the combustion of air and fuel in the combustor 4 into rotational energy.
  • the turbine 5 drives the fan 2 and the compressor 3 with the rotational energy.
  • the compressor 3, the combustor 4, and the turbine 5 are provided between the inner case 22 and the shaft portion 21. Further, an outer case 24 is provided on the outer peripheral side of the fan 2 so as to surround the fan 2, the shaft portion 21, and the inner case 22. The outer case 24 is connected to the inner case 22 via a stationary blade 25.
  • air is taken into the jet engine 1 by the fan 2.
  • a gas flow G is defined as a mainstream MS.
  • a part of the air flows between the inner case 22 and the shaft portion 21 and is supplied to the compressor 3.
  • the gas flow G is defined as a core flow CS.
  • another part of the air taken in by the fan 2 flows between the outer case 24 and the inner case 22.
  • the gas flow G is defined as a bypass flow BS.
  • the air supplied to the compressor 3 as the core flow CS is compressed by the compressor 3 and then combusted with fuel in the combustor 4.
  • a part of the velocity energy of the combustion gas generated by the combustion is converted into rotational energy by the turbine 5 and used for driving the fan 2 and the compressor 3.
  • the remaining velocity energy of the combustion gas is used to give propulsion to the jet engine 1 when the combustion gas is exhausted from the rear part of the jet engine 1. As a result, the jet engine 1 is propelled.
  • upstream and downstream are used with reference to the flow of air taken into the jet engine 1.
  • outer peripheral side and inner peripheral side are used with reference to the rotation axis L1.
  • the sound absorbing liner 100 is provided in the duct of the fan of the jet engine 1 having such a configuration.
  • the inner peripheral surface of the outer case 24 is illustrated as a part of the portion where the sound absorbing liner 100 is provided.
  • the location where the sound absorbing liner 100 is provided is not limited to the location, and may be provided on a portion of the outer peripheral surface of the inner case 22 facing the outer case 24 or the like.
  • the sound absorbing liner 100 constitutes a gas flow path of the jet engine 1 and attenuates noise.
  • FIG. 1 illustrates a high bypass ratio engine, for example, the present invention may be applied to a low bypass ratio engine.
  • FIG. 2 is a schematic cross-sectional view showing the structure of the sound absorbing liner 100.
  • the sound absorbing liner 100 includes a porous plate 33, a back plate 36, and a honeycomb layer 34.
  • the plate in contact with the gas flow G corresponds to the porous plate 33, and the opposite plate corresponds to the back plate 36.
  • the inner peripheral side plate corresponds to the porous plate 33
  • the outer peripheral side plate corresponds to the back plate 36.
  • the gas flow G here may be the main flow MS, or may be the bypass flow BS and the core flow CS.
  • the perforated plate 33 is a plate-like member having a plurality of through holes 31 penetrating in the plate thickness direction.
  • the back plate 36 is a plate-like member disposed so as to face the porous plate 33 in the radial direction.
  • the perforated plate 33 and the back plate 36 are disposed so as to be separated from each other in the radial direction. Therefore, a gap is provided between the porous plate 33 and the back plate 36.
  • a metal, a composite material, or the like may be adopted.
  • As the material of the back plate 36 a metal, a composite material, or the like may be adopted.
  • the honeycomb layer 34 is a layer formed between the porous plate 33 and the back plate 36.
  • the honeycomb layer 34 has a plurality of honeycombs 37 as shown in FIG. When viewed from the thickness direction of the porous plate 33, the honeycomb 37 has a cylindrical shape having a hexagonal shape.
  • the honeycomb 37 has a wall portion extending between the perforated plate 33 and the back plate 36 in a hexagonal shape.
  • the honeycomb layer 34 is configured by arranging a plurality of honeycombs 37 in the plane direction of the porous plate 33 and the back plate 36. As shown in FIG. 3B, a plurality of through holes 31 are formed for each honeycomb 37. The arrangement and quantity of the through holes 31 are not particularly limited.
  • the position of the through hole 31 with respect to the honeycomb 37 is not limited to the arrangement shown in FIG. In FIG. 2, one through hole 31 is formed for one honeycomb 37 for easy understanding.
  • the shape of the honeycomb 37 is not limited to the hexagonal shape, and may be another polygonal shape.
  • FIG. 4A is an enlarged view of the through hole 31 shown in FIG.
  • the through hole 31 is inclined upstream from the surface 33a of the porous plate 33 toward the back surface 33b.
  • the upper limit value is preferably ⁇ ⁇ 150 °, more preferably ⁇ ⁇ 140 °, in order to maintain the manufacturing restrictions for forming the through hole 31 and to maintain the sound absorption performance.
  • the inner peripheral surface of the through hole 31 extends substantially parallel to the central axis CL.
  • the gas flow G flows through the through hole 31. It extends along the direction.
  • the solid circle represents the shape of the opening formed in the surface 33a.
  • a broken-line circle indicates the shape of the opening formed in the back surface 33b.
  • the shape of the end face of the through hole 31 is not limited to a circle, and may be an ellipse or the like for easier manufacture.
  • the direction of the flow of the gas flow G varies depending on the position where the through hole 31 is formed. Therefore, the through-hole 31 should just extend along the direction of the flow of the gas flow G which concerns on a formation position.
  • the direction in which the gas flow G flows coincides with the direction D1 in which the rotation axis L1 of the jet engine 1 extends.
  • the extending direction of the through hole 31 at the position is parallel to the direction D1. That is, the central axis CL of the through hole 31 extends in a direction parallel to the direction D1.
  • the flow direction of the gas flow G is different from the direction in which the rotation axis L1 of the jet engine 1 extends.
  • the extending direction of the through hole 31 at the position intersects the direction D1. That is, the central axis CL of the through hole 31 extends in a direction intersecting the direction D1.
  • the angle when the through hole 31 is viewed from the direction in which the reference line SL extends. Is equivalent to the angle ⁇ described above.
  • the through hole 31 of the sound absorbing liner 100 according to this embodiment shown in FIG. 5A and the through hole of the sound absorbing liner 50 according to the comparative example shown in FIG. 5B will be described.
  • the vibration direction of the hole fluid is indicated by VL.
  • the velocity component in the plate thickness direction has an effect of disturbing the mainstream boundary layer and developing the mainstream boundary layer.
  • the boundary layer thickness near the surface of the perforated plate 33 of the sound absorbing liner increases and the pressure loss increases.
  • the incident sound pressure is “P”
  • the acoustic impedance is “Z”
  • the velocity of the pore fluid in the through hole is “V”.
  • the through hole 31 of the sound absorbing liner 100 is inclined upstream from the surface of the perforated plate 33 toward the back surface. Therefore, the vibration direction VL of the hole fluid is inclined according to the through hole 31 (here, it is assumed that it is inclined 135 °). At this time, the magnitude of the particle velocity along the through hole 31 is “V”.
  • the magnitude (namely, momentum) of the velocity component in the thickness direction that affects the mainstream boundary layer is represented by “V / ⁇ 2”. This value is smaller than “V” that is a velocity component in the thickness direction of the sound absorbing liner 50 according to the comparative example.
  • the influence that the vibration of the hole fluid in the through hole 31 disturbs the main flow is suppressed as compared with the comparative example.
  • the sound absorbing liner 100 according to the present embodiment it is possible to reduce the pressure loss and improve the performance of the jet engine by suppressing the increase in the boundary layer thickness.
  • the velocity component in the direction opposite to the gas flow G affects the main flow.
  • the through hole 31 according to the present embodiment has a velocity component in the same direction as the flow of the gas flow G, but the velocity component in the direction does not disturb the main flow.
  • the sound absorbing liner 100 when the angle at which the central axis CL of the through hole 31 is inclined upstream with respect to the surface 33a of the porous plate 33 is ⁇ , a relationship of 110 ° ⁇ ⁇ ⁇ 150 ° is established. May hold. In this case, since the speed component toward the plate thickness direction can be sufficiently reduced, the performance of the jet engine can be further improved.
  • the through hole 31 extends along the direction in which the gas flow G flows.
  • the present invention is not limited to the embodiment described above.
  • the sound absorbing liner is not limited to the jet engine as shown in FIG. 1, and can be applied to all types of jet engines.
  • all the through holes of the sound absorbing liner provided in the jet engine may be inclined as described above, only the through holes of the sound absorbing liner provided in a part of the region may be inclined.
  • the sound absorbing effect of the sound absorbing liner may be reduced due to the influence of the edge shape of the through hole 31 (the shape in which the edge of the through hole 31 is sharp) giving the sound absorbing effect. Accordingly, only the edge portion 40 (portion indicated by A in the drawing) on the surface 33a side of the through hole 31 and having an acute angle on the gas flow side is a section that forms 90 ° with the main flow as in the conventional structure, and other portions are the same. It may be an inclined section. Thereby, both the sound absorption effect and the boundary layer development suppressing effect can be achieved.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)

Abstract

吸音ライナ１００の貫通孔３１は、多孔板３３の表面から背面へ向かって上流側へ傾斜する。従って、孔部流体の振動方向ＶＬが貫通孔３１に合わせて傾斜している（ここでは１３５°傾斜しているものとする）。このとき、貫通孔３１に沿った粒子速度の大きさは「Ｖ」となる。一方、孔部流体の速度成分のうち、主流境界層に影響を与える板厚方向の速度成分の大きさ（すなわち運動量）は、「Ｖ／√２」で表される。この値は、比較例に係る板厚方向の速度成分である「Ｖ」よりも小さい。従って、貫通孔３１の孔部流体の振動が主流を乱す影響は、比較例に比して抑制される。

Description

吸音ライナ
　本開示は、ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナに関する。
　ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナとして、例えば特許文献１に記載されているものが知られている。特許文献１に係る吸音ライナでは、ハニカム層の形状から定まる固有周波数を有する音波が貫通孔内の空気を共振させ、孔部を出入りする流れを起こし、その空気の流れと孔部の管壁との相互作用により音波のエネルギを熱に変換し、音波を吸収する。
特開平０９－１７０４９４号公報
　ここで、上述の吸音ライナにおいては、吸音ライナの貫通孔へのガス流の出入口によって当該出入口付近でガス流の変位が生じる。これによって、多孔板の表面における境界層厚さが厚くなる場合がある。従って、境界層厚さの増加を抑制することで、圧力損失を低減し、ジェットエンジンの性能を向上することが求められていた。
　本開示は、上記した課題を解決するためになされたものであり、ジェットエンジンの性能を向上できる吸音ライナを説明する。
　本開示の一態様に係る吸音ライナは、ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナであって、複数の貫通孔を有する多孔板と、多孔板と対向して配置される背面板と、多孔板と背面板との間に形成されるハニカム層と、を備え、貫通孔は、多孔板の表面から背面へ向かって上流側へ傾斜する。
　本開示によれば、ジェットエンジンの性能を向上できる。
図１は、本実施形態に係る吸音ライナが設けられるジェットエンジンの概略構成を示す模式的な断面図である。 図２は、吸音ライナの概略断面図である。 図３（ａ）は、吸音ライナを多孔板の板厚方向から見た図であり、図３（ｂ）は、ハニカムの拡大図である。 図４（ａ）は、貫通孔付近の拡大断面図であり、図４（ｂ）は、貫通孔を板厚方向から見た概略図である。 図５（ａ）は、境界層の増加の様子を示す模式図であり、図５（ｂ）は、従来の吸音ライナの概略断面図である。 図６は、変形例に係る吸音ライナの貫通孔付近の拡大断面図である。
　この吸音ライナにおいては、貫通孔は、多孔板の表面から背面へ向かって上流側へ傾斜する。従って、孔部流体の振動方向が貫通孔に合わせて傾斜する。この場合、孔部流体の速度成分のうち、主流境界層に影響を与える板厚方向の速度成分の大きさ（すなわち運動量）は、貫通孔が傾斜していない場合における板厚方向の速度成分よりも小さくなる。従って、貫通孔の孔部流体の振動が主流を乱し、境界層厚さを増加させる影響は、貫通孔が板厚方向に真っ直ぐに延びる場合に比して抑制される。以上により、境界層厚さの増加を抑制することで、圧力損失を低減し、ジェットエンジンの性能を向上できる。
　また、いくつかの態様において、貫通孔の中心軸線が多孔板の表面に対して上流側へ傾斜する角度をθとする場合、１１０°≦θ≦１５０°の関係が成り立ってよい。この場合、板厚方向へ向かう速度成分を十分に小さくすることができるため、ジェットエンジンの性能を更に向上できる。
　また、いくつかの態様において、多孔板の表面側から背面側を見た時に、貫通孔は、ガス流の流れる向きに沿って延びてよい。このように、ガスの流れる向きに沿って貫通孔を形成することで、表面に沿う流れのうちガスの流れる向きと直交する成分を減少させることができ、境界層へ与える乱れを抑制できるので、ジェットエンジンの性能を更に向上できる。
　以下、本開示に係る吸音ライナの一実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。なお、図面の説明において、同一の要素同士、或いは相当する要素同士には、互いに同一の符号を付し、重複する説明を省略する場合がある。
　図１は、本実施形態に係る吸音ライナが設けられるジェットエンジンの概略構成を示す模式的な断面図である。本実施形態のジェットエンジン１は、ファン２と、圧縮機３と、燃焼器４と、タービン５とを備えている。
　ファン２は、ジェットエンジン１の内部に外気を取り込むためのものであり、回転駆動される軸部２１の回転軸Ｌ１周りに設けられている。ファン２は、圧縮機３の上流側に設けられている。圧縮機３は、ファン２によって取り込まれた空気を圧縮するものであり、回転駆動される動翼と固定された静翼とが空気の流れ方向に交互に複数段配列された構成を有する。燃焼器４は、圧縮機３によって圧縮された空気を燃料と共に燃焼するものであり、燃料供給機構と着火装置とを備えている。タービン５は、燃焼器４にて空気及び燃料が燃焼されることによって生じた燃焼ガスが有する速度エネルギの一部を回転エネルギに変換するものである。タービン５は、当該回転エネルギによってファン２及び圧縮機３を駆動するものである。圧縮機３、燃焼器４、及びタービン５は、内ケース２２と軸部２１との間に設けられている。また、ファン２の外周側には、当該ファン２、軸部２１及び内ケース２２を取り囲むように外ケース２４が設けられる。外ケース２４は、静翼２５を介して内ケース２２と接続されている。
　このような構成を有するジェットエンジン１において、空気は、ファン２によってジェットエンジン１の内部に取り込まれる。当該このようなガス流Ｇを主流ＭＳとする。そして、一部の空気は内ケース２２と軸部２１との間に流れこみ、圧縮機３へ供給される。当該ガス流Ｇをコア流ＣＳとする。また、ファン２によって取り込まれた空気の他の一部は、外ケース２４と内ケース２２との間に流れ込む。当該ガス流Ｇをバイパス流ＢＳとする。コア流ＣＳとして、圧縮機３に供給された空気は、圧縮機３にて圧縮された後、燃焼器４にて燃料と共に燃焼される。そして、燃焼によって発生した燃焼ガスの速度エネルギの一部は、タービン５にて回転エネルギに変換されてファン２及び圧縮機３の駆動に用いられる。一方、燃焼ガスの残りの速度エネルギは、燃焼ガスがジェットエンジン１の後部から排気される際にジェットエンジン１に推進力を付与するのに用いられる。この結果、ジェットエンジン１が推進する。なお、本明細書においては、ジェットエンジン１に取り込まれる空気の流れを基準として「上流側」「下流側」の語を用いる。また、回転軸Ｌ１を基準として「外周側」「内周側」の語を用いる。
　このような構成を有するジェットエンジン１のファンのダクト等には吸音ライナ１００が設けられる。図１では、吸音ライナ１００が設けられる部分の一部として、外ケース２４の内周面が例示されている。ただし、吸音ライナ１００が設けられる場所は当該箇所に限らず、内ケース２２の外周面のうち、外ケース２４と対向する部分等に設けられてもよい。吸音ライナ１００は、ジェットエンジン１のガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる。なお、図１では高バイパス比エンジンを例示しているが、例えば、低バイパス比エンジンに本発明を適用してもよい。
　図２は、吸音ライナ１００の構造を示す概略断面図である。図２に示すように、吸音ライナ１００は、多孔板３３と、背面板３６と、ハニカム層３４と、を備えている。なお、ガス流Ｇと接する方の板が多孔板３３に該当し、反対側の板が背面板３６に該当する。ここでは、内周側の板が多孔板３３に該当し、外周側の板が背面板３６に該当する。なお、ここでのガス流Ｇは、主流ＭＳであってもよく、バイパス流ＢＳ及びコア流ＣＳであってもよい。
　多孔板３３は、板厚方向に貫通する複数の貫通孔３１を有する板状部材である。背面板３６は、多孔板３３と径方向に対向して配置される板状部材である。多孔板３３と背面板３６とは、径方向に互いに離間するように配置されている。従って、多孔板３３と背面板３６との間には隙間が設けられている。多孔板３３の材質として、金属、複合材等を採用してよい。背面板３６の材質として、金属、複合材等を採用してよい。
　ハニカム層３４は、多孔板３３と背面板３６との間に形成される層である。また、ハニカム層３４は、図３（ａ）に示すように、複数のハニカム３７を有している。多孔板３３の板厚方向から見て、ハニカム３７は、六角径形状を有する筒形状をなしている。ハニカム３７は、当該六角形状を描いて多孔板３３と背面板３６との間で延びる壁部を有している。ハニカム層３４は、複数のハニカム３７が多孔板３３及び背面板３６の面方向に複数並べられることによって構成されている。図３（ｂ）に示すように、ハニカム３７一つあたりに対して、複数の貫通孔３１が形成されている。当該貫通孔３１の並べ方及び数量は特に限定されない。すなわち、貫通孔３１のハニカム３７に対する位置は図３（ｂ）に示す配置に限定されず、適宜変更可能である。なお、図２では理解を容易とするためにハニカム３７一つに対して一つの貫通孔３１が形成されている。ハニカム３７の形状は六角形状に限定されず、他の多角形状であってもよい。なお、ハニカム３７を構成する壁部の材質として、金属、複合材等を採用してよい。
　次に、多孔板３３の貫通孔３１の具体的な構成について図４を参照して説明する。図４（ａ）は、図２に示す貫通孔３１の拡大図である。なお、図４（ａ）では、紙面左側から右側へ向かってガス流Ｇが流れているため、紙面左側が上流側に該当し、紙面右側が下流側に該当する。貫通孔３１は、多孔板３３の表面３３ａから背面３３ｂへ向かって上流側へ傾斜する。貫通孔３１の中心軸線ＣＬが多孔板３３の表面３３ａに対して上流側へ傾斜する角度をθとする場合、９０°＜θ＜１８０°の関係が成り立つ。θの下限値については、θが小さく９０°に近い場合には後述の孔部流体の速度成分のうち、板厚方向の速度成分を十分に小さくすることができないため１１０°≦θとすることが好ましく、１２０°≦θとすることが更に好ましい。上限値については、貫通孔３１を形成するための製造上の制約、及び吸音性能の維持のため、θ≦１５０°とすることが好ましく、θ≦１４０°することが更に好ましい。なお、貫通孔３１の内周面は、中心軸線ＣＬと略平行に延びている。
　また、図４（ｂ）に示すように、多孔板３３の表面３３ａ側から背面３３ｂ側を見た時（すなわち、板厚方向から見た時）に、貫通孔３１は、ガス流Ｇの流れる向きに沿って延びている。なお、図４（ｂ）では、実線の円形は、表面３３ａに形成される開口部の形状を示している。破線の円形は、背面３３ｂに形成される開口部の形状を示している。ただし、貫通孔３１の端面の形状は円形に限定されず、より製造し易くするために楕円などの形状であってもよい。ガス流Ｇの流れの向きは、貫通孔３１が形成される位置によって異なる。従って、貫通孔３１は、形成位置に係るガス流Ｇの流れの向きに沿って延びればよい。
　例えば、図４（ｂ）の左側領域に示す図では、ガス流Ｇの流れる向きがジェットエンジン１の回転軸Ｌ１が延びる方向Ｄ１と一致している。この場合、当該位置における貫通孔３１の延びる方向は、方向Ｄ１と平行となる。すなわち貫通孔３１の中心軸線ＣＬが、方向Ｄ１と平行な方向へ延びる。また、図４（ｂ）の右側領域に示す図では、ガス流Ｇの流れる向きがジェットエンジン１の回転軸Ｌ１が延びる方向と異なっている。この場合、当該位置における貫通孔３１の延びる方向は、方向Ｄ１と交差する。すなわち貫通孔３１の中心軸線ＣＬが、方向Ｄ１と交差する方向へ延びる。なお、図４（ｂ）に示すように、板厚方向から見たときにおいて中心軸線ＣＬと垂直な基準線ＳＬを設定した場合、基準線ＳＬが延びる方向から貫通孔３１を見たときの角度が、上述の角度θに該当するものとする。
　次に、本実施形態に係る吸音ライナ１００の作用・効果について説明する。
　図５（ａ）に示す本実施形態に係る吸音ライナ１００の貫通孔３１と、図５（ｂ）に示す比較例に係る吸音ライナ５０の貫通孔について説明する。共鳴周波数近傍の音波が吸音ライナに入射するとヘルムホルツ共鳴が生じ、貫通孔内の孔部流体は振動する。図５（ａ），（ｂ）において、孔部流体の振動方向はＶＬで示される。孔部流体の振動の速度成分のうち、板厚方向の速度成分は主流境界層に擾乱を与え、主流境界層を発達させる効果を持つ。これにより、吸音ライナの多孔板３３の表面付近の境界層厚さが増加すると共に圧力損失が増加する。
　ここで、入射音圧を「Ｐ」とし、音響インピーダンス（吸音特性を特徴付ける量）を「Ｚ」とし、貫通孔での孔部流体の速度（孔部流体の振動の速度）を「Ｖ」で示す場合「Ｐ＝ＺＶ」の関係が成り立つ。図５（ａ）の吸音ライナ１００と図５（ｂ）の吸音ライナ５０とで、入射音圧及び音響インピーダンスが同じ場合、貫通孔３１の軸に沿った孔部流体の速度と、貫通孔１３１の軸に沿った孔部流体の速度は、いずれも同じ大きさである「Ｖ」となる。ここで、図５（ｂ）の吸音ライナの貫通孔１３１は板厚方向に真っ直ぐに延びているため、貫通孔１３１の孔部流体の速度の板厚方向の速度成分の大きさは「Ｖ」となる。
　これに対して、吸音ライナ１００の貫通孔３１は、多孔板３３の表面から背面へ向かって上流側へ傾斜する。従って、孔部流体の振動方向ＶＬが貫通孔３１に合わせて傾斜している（ここでは１３５°傾斜しているものとする）。このとき、貫通孔３１に沿った粒子速度の大きさは「Ｖ」となる。一方、孔部流体の速度成分のうち、主流境界層に影響を与える板厚方向の速度成分の大きさ（すなわち運動量）は、「Ｖ／√２」で表される。この値は、比較例に係る吸音ライナ５０における板厚方向の速度成分である「Ｖ」よりも小さい。従って、貫通孔３１の孔部流体の振動が主流を乱す影響は、比較例に比して抑制される。以上により、本実施形態に係る吸音ライナ１００によれば、境界層厚さの増加を抑制することで、圧力損失を低減し、ジェットエンジンの性能を向上できる。なお、多孔板３３の表面から背面へ向かって下流側へ傾斜するような貫通孔の場合は、ガス流Ｇと対向する方向へ向かう速度成分が主流を乱すように影響を及ぼす。一方、本実施形態に係る貫通孔３１は、ガス流Ｇの流れと同じ方向への速度成分を有するが、当該方向へ向かう速度成分は、主流を乱さない。
　また、本実施形態に係る吸音ライナ１００において、貫通孔３１の中心軸線ＣＬが多孔板３３の表面３３ａに対して上流側へ傾斜する角度をθとする場合、１１０°≦θ≦１５０°の関係が成り立ってよい。この場合、板厚方向へ向かう速度成分を十分に小さくすることができるため、ジェットエンジンの性能を更に向上できる。
　また、本実施形態に係る吸音ライナ１００において、多孔板３３の表面３３ａ側から背面３３ｂ側を見た時に、貫通孔３１は、ガス流Ｇの流れる向きに沿って延びている。このように、このように、ガスの流れる向きに沿って貫通孔を形成することで、表面３３ａに沿う流れのうちガスの流れる向きと直交する成分を減少させることができ、境界層へ与える乱れを抑制できるので、ジェットエンジンの性能を更に向上できる。
　本発明は、上述の実施形態に限定されるものではない。
　例えば、吸音ライナは、図１に示すようなジェットエンジンに限らず、あらゆるタイプのジェットエンジンに適用することができる。
　なお、ジェットエンジンに設けられる吸音ライナの全ての貫通孔が上述のように傾斜してよいが、一部の領域に設けられた吸音ライナの貫通孔だけが傾斜していてもよい。
　また、図６に示すような構成を採用してよい。吸音効果に与える貫通孔３１の縁形状（貫通孔３１の縁部が鋭くなる形状）の影響により、吸音ライナの吸音効果が低下する可能性がある。従って、貫通孔３１の表面３３ａ側であってガス流側の鋭角に係る縁部４０（図においてＡで示す部分）のみ、従来構造と同じく、主流と９０°をなす区間とし、他の部分を傾斜した区間としてよい。これにより、吸音効果と境界層発達抑制効果を両立することができる。
１　ジェットエンジン
３１　貫通孔
３３　多孔板
３３ａ　表面
３３ｂ　背面
３４　ハニカム層
３６　背面板
１００　吸音ライナ

Claims (4)

  1. 　ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナであって、
    　複数の貫通孔を有する多孔板と、
    　前記多孔板と対向して配置される背面板と、
    　前記多孔板と前記背面板との間に形成されるハニカム層と、を備え、
    　前記貫通孔は、前記多孔板の表面から背面へ向かって上流側へ傾斜する、吸音ライナ。
  2. 　前記貫通孔の中心軸線が前記多孔板の前記表面に対して上流側へ傾斜する角度をθとする場合、１１０°≦θ≦１５０°の関係が成り立つ、請求項１に記載の吸音ライナ。
  3. 　前記多孔板の前記表面側から前記背面側を見た時に、前記貫通孔は、前記ガス流の流れる向きに沿って延びている、請求項１に記載の吸音ライナ。
  4. 　前記多孔板の前記表面側から前記背面側を見た時に、前記貫通孔は、前記ガス流の流れる向きに沿って延びている、請求項２に記載の吸音ライナ。
PCT/JP2016/074397 2016-08-22 2016-08-22 吸音ライナ WO2018037456A1 (ja)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2016/074397 WO2018037456A1 (ja) 2016-08-22 2016-08-22 吸音ライナ

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2016/074397 WO2018037456A1 (ja) 2016-08-22 2016-08-22 吸音ライナ

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018037456A1 true WO2018037456A1 (ja) 2018-03-01

Family

ID=61245533

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2016/074397 WO2018037456A1 (ja) 2016-08-22 2016-08-22 吸音ライナ

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2018037456A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11519333B2 (en) 2020-09-10 2022-12-06 General Electric Company Turbine engine with shockwave attenuation

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10115253A (ja) * 1996-08-14 1998-05-06 Hispano Suiza 通気ハニカムセルサンドイッチパネル及びそのパネルの通気方法
US20130112497A1 (en) * 2010-06-14 2013-05-09 Aircelle Turbojet engine nacelle

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10115253A (ja) * 1996-08-14 1998-05-06 Hispano Suiza 通気ハニカムセルサンドイッチパネル及びそのパネルの通気方法
US20130112497A1 (en) * 2010-06-14 2013-05-09 Aircelle Turbojet engine nacelle

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11519333B2 (en) 2020-09-10 2022-12-06 General Electric Company Turbine engine with shockwave attenuation
US11970979B2 (en) 2020-09-10 2024-04-30 General Electric Company Turbine engine with shockwave attenuation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4942594B2 (ja) ヘリコプター用ガスタービンエンジンの消音のための装置、およびそのようにして得られるエンジン
JP2010526231A (ja) 音響特性が可変の音響パネル
JP5010318B2 (ja) ターボジェットノズルの中心体
JP6057790B2 (ja) ガスタービン用サイレンサ、及びそれを備えたガスタービン
US7661261B2 (en) Acoustic flow straightener for turbojet engine fan casing
US12092033B2 (en) Integration of a fan flutter damper in an engine casing
US20090014234A1 (en) Acoustic Panel
JP6579834B2 (ja) 燃焼器及びガスタービン
US6672424B2 (en) Acoustically treated turbomachine multi-duct exhaust device
JP2006300052A (ja) 共振器および共振器が組み込まれたエンジン
US11566564B2 (en) Acoustically treated panels
US20170335771A1 (en) Fence for duct tone mitigation
JP2008075647A (ja) エジェクタ消音装置によって音響レベルを低減させてなるヘリコプター用ガスタービンエンジン
JP2002195565A (ja) ガスタービン燃焼器
WO2018037456A1 (ja) 吸音ライナ
JP2876000B1 (ja) 過給機のサイレンサ
US10415391B2 (en) Rotor and gas turbine engine including a rotor
US11472565B2 (en) Turbomachine nacelle having acoustically porous walls
JP2018025191A (ja) 吸気口消音器
US2807932A (en) Gas turbine with acoustic surge control
JP5972619B2 (ja) 吸気ダクト
WO2018037462A1 (ja) 吸音ライナ
JP2006194161A (ja) 吸気サイレンサを備えた排気ターボ過給機
US10662876B2 (en) Turbomachine vane comprising an electroacoustic source with improved assembly mode, row of outlet guide vanes and turbomachine comprising such a vane
WO2017145538A1 (ja) 吸音スプリッタ、サイレンサ、ガスタービン用煙突、および、ガスタービン

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 16914131

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 16914131

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: JP